非均匀超声速二维进气道绕流研究

本文通过数值分析和风洞实验,在马赫数５．３的非均匀来流条件下,研究改变二元内外压四波系进气道第一压缩而的型面设计,对进气道总体性能的影响。研究结果表明,与双平面斜楔的内外压四波系基准进气道相比,在非均匀来流中,采用小进口角,大出口角凹型面作为第一压缩面的进气道,其喉道截面总压恢复要高０．０１～０．０２４。总压畸变平均低１０％左右,证明调整第一压缩面型面是改善这类工作在前体边界层内的进气道性能的有效     

不同攻角下高超声速二元进气道性能研究

针对高超声速二维混压进气道,以最大总压恢复系数为目标,基于多楔面内收缩段设计原理,利用多楔角方法设计内收缩段长度和出口高度等。通过比较不同攻角下二元进气道总压恢复系数、流场及启动情况等多方面特性,验证了改变攻角对进气道启动特性改善的效果。     

低汽蚀余量高速泵诱导轮研究

诱导轮是用来改善高速泵汽蚀性能的重要部件。为了研究诱导轮设计参数对高速泵汽蚀性能的影响,对一台卧式高速泵的诱导轮分别进行了3种方案的设计,并且对安装了每一种设计方案诱导轮的卧式高速泵都在试验室进行了相应的汽蚀试验,试验结果显示通过合理设计诱导轮参数可以显著提高高速泵的汽蚀性能。为了进一步研究诱导轮内部液体的流动状态,采用雷诺时均方法,对诱导轮内部的流场进行数值模拟,研究了诱导轮叶片工作面上相对速度分布及压力分布情况。依据数值模拟和试验结果,提出了对于本结构的高速泵诱导轮设计时诱导论的扬程系数应小于0.15,进口液流冲角要在合理范围内选取,不能取值过小。在合理的设计条件下,高速泵配备相等螺距诱导轮可以达到优良的汽蚀性能。     

畸变进气下压气机三维黏性数值计算模型

通过对压气机环形无叶片通道求解带源项的N-S(Navier-Stokes)方程,实现对压气机全通道流场的计算,建立了压气机三维黏性非定常数值计算模型.源项是由三维计算流体动力学(CFD)求解器定常计算的气流参数计算得到,求得不同工作点源项大小,然后根据进口参数对源项插值得到当前计算点源项.采用该模型对某跨声速单级压气机在均匀进气下性能和流场的计算结果与实验结果进行了对比,两者能够较好的一致,验证了模型的可靠性;之后应用该模型对周向总压畸变进气下的流场和性能进行了计算,分析了畸变进气对压气机三维流场和性能的影响,并引入压气机失稳判据分析畸变对压气机稳定性的影响.      

民用飞机进气道的侧风畸变研究

结合民用飞机动力装置/机体集成研究的具体需要,采用数值模拟方法对大涵道比涡扇发动机进气道的侧风畸变特性进行研究,给出了进气道在侧风条件下工作的流场特征,分析了导致侧风畸变的流动机理.研究结果表明:进气道的侧风畸变主要受到典型的气流分离与再附以及地面吸入涡等复杂流动现象的影响;当进气道内部气流出现分离时,侧风畸变会随侧风速度的增加而突然加剧;进气道在近地面工作状态,产生的地面吸入涡现象可能会使短舱的侧风容限明显降低.此外,侧风状态的进气畸变特性随着发动机流量的变化,进气道内部气流的分离与再附存在差别,这导致了进气畸变指数呈现迟滞变化.      

合成射流方向布局对S形进气道分离控制的效应

对合成射流控制一种S形进气道边界层分离进行了数值研究.选用狭缝出口的合成射流,详细讨论了展向和流向两种布局对控制效应的影响.结果显示:流向布局相对展向布局具有抗逆压梯度强、穿透深、控制效果持久等特点,在射流动量系数为1.62×10-3,特征频率等于1的工况下,其分离区长度缩减了38.39%.流向布局对S形进气道性能的提升也更显著,出口压力系数比无控制时提高158.91%,总压恢复系数提高0.71%,总压畸变指数降低56.75%.      

可调弯度进口导叶在对转压气机中的应用

利用NUMECA软件对对转压气机进口导叶不同弯度时进行流场模拟,得到了进口导叶不同弯度时的流场结构和性能参数.进口导叶正弯时,总增压比明显下降,稳定工作范围明显变小;进口导叶负弯时,随着弯度的增大,总增压比逐渐上升,堵塞点右移;进口导叶弯度为-15°时,稳定工作范围明显较大.结果表明: 采用可调弯度进口导叶能够调节和改善对转压气机性能和流场结构,可调弯度进口导叶能够调节转子进气攻角,使其更接近设计攻角,从而改善压气机的性能.      

一体化红外抑制器后机身狭缝进口布置对气流组织和红外辐射特性的影响

针对一体化红外抑制器后机身顶部狭缝进气口布局的精细化设计需求,提出了改变进气狭缝位置以及面积的4个方案,基于旋翼下洗气流和尾桨气流的简化模型进行了后机身内外流耦合流动传热数值研究,并运用正反射线追踪法计算得到了后机身3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布,通过对比分析了狭缝进气口布局对一体化红外抑制器后机身气流组织和红外辐射特性的影响。结果表明：旋翼下洗气流对于机身两侧排出的热喷流掺混作用有所差异,存在尾桨气流时排气热喷流对喷口附近机身壁面的局部加热效应更显著;后机身顶部进气位置影响旋翼下洗气流的进气流量以及机身内部气流流动,进气口布置在后机身顶部外侧不利于旋翼下洗气流的导入,而进气口布置在后机身顶部内侧则导致旋翼下洗气流在混合管与机身壁面之间的局部流动较弱,使得该区域的气流温度较高;进气口面积增大虽有利于减小表面局部热点区域,却导致后机身上方的红外辐射强度有较大的增强。因此,进气口的位置和面积是重要的设计参数,合理的后机身内部气流组织可以提供有效的混合管冷却和后机身壁面热防护,改善3~5 μm波段和8~14 μm波段的红外辐射强度空间分布。     

吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证

对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.     

超声检漏方法及应用研究

超声检漏法是一种新型可快速定位漏点的无损检测方法。文章对泄漏超声进行了理论分析,说明了方向角、检测距离等信号检出影响因素,建立了真空系统泄漏CFD模型,进行参数计算,并进行了真空系统泄漏超声检测试验和阀门内漏超声检测试验,总结出超声检漏试验方法,并初步得到声信号与泄漏量间的函数关系。